CN112649171B - 一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统 - Google Patents

Abstract

一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，采用双转轴支撑机构作为载机的支撑系统，采用并联多自由度机构作为载弹的支撑系统，对载机模型和载弹模型进行三自由度姿态模拟，实现机弹分离过程中，弹与载机的位置及姿态的同时模拟，主要包括风洞试验段、半臂攻角机构、双转轴机构、并联多自由度载弹支撑机构、载机测量天平、载机模型、载弹测量天平、载弹模型。

Description

一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统

技术领域

本发明涉及一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，属于航空飞行器的级间分离技术领域。

背景技术

空中发射大型飞行器可以提高飞行器的初始速度，有效地节约燃料或增加射程，同时具有较高的自主性和机动性。从上世纪80年代初起，美国和苏联陆续开始了多个空中发射项目的研制，空中发射的对象包括空射战略弹道导弹和空射运载火箭等。

空中发射投放分离过程其本质是一个复杂的非定常多体分离过程，外挂物与载机间存在严重的气动力干扰，如果分离不当，极易与载机发生擦刮或碰撞，轻则分离飞行器发射失败，重则会对载机及机组人员的安全造成严重的危害。在以往的飞机投弹过程中，投放的外挂物主要是小翼面小升力的炸弹、导弹等，具有质量小、对载机气动干扰小、发射弹射力对载机稳定性影响小等特点。空中发射大型飞行器时，由于投放飞行器具有较大的升力和重量，其对载机的气动干扰较大、投放飞行器质量大等特点，分离初始状态载机和投放飞行器都会有较大的姿态变化，使得大型飞行器与载机的分离过程异常复杂。另一方面，飞行器与载机分离后，需要保证其飞行轨迹和姿态的可控，否则飞行器无法建立需要的飞行姿态，将直接导致飞行器发射任务的失败。

前国内外机载武器的分离特性地面模拟试验是通过轨迹捕获试验CTS系统进行的，常规飞机投弹的分离试验中，载弹相对于载机的体积和质量均是小量，载弹对载机的气动干扰可以忽略，并且分离物的六自由度支撑机构的有效载荷较小，只能满足小体积比的分离物轨迹捕获试验。对于大型飞行器与载机分离时，由于导弹与载机的质量和尺寸都处在同一量级，导弹投放会导致载机质量特性发生突变，从而使得分离后较短的时间内载机的姿态、运动和绕流环境等出现显著变化，载机受分离飞行器的干扰不能忽略，国内现有的CTS风洞试验系统只能实现载机位置及姿态固定而载弹位置和姿态实时模拟，对于相似体积飞行器分离的两体位姿同时模拟的试验无法满足。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统机弹分离地面模拟试验只能实现载机位置及姿态固定而载弹位置和姿态实时模拟，对于相似体积飞行器分离的两体位姿同时模拟的试验无法满足的问题，提出了一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，包括风洞试验段、半臂攻角机构、双转轴机构、并联多自由度载弹支撑机构、载机测量天平、载机模型、载弹测量天平、载弹模型，所述并联多自由度载弹支撑机构安装于风洞试验段壁面，并联多自由度载弹支撑机构末端连接载弹测量天平，载弹测量天平安装于载弹模型内腔中，安装于试验段壁面的半臂攻角机构通过双转轴机构与载机测量天平连接，所述载机测量天平安装于载机模型内腔中，通过载机测量天平与载弹测量天平获取力与力矩参数，并解算载机模型、载弹模型的运动模式，根据解算结果控制双转轴机构与并联多自由度载弹支撑机构进行运动，模拟载机模型与载弹模型于机弹分离过程中的位置及姿态变化。

所述双转轴机构作为载机支撑机构，可对载机模型进行三自由度姿态模拟，所述并联多自由度载弹支撑机构可对载弹模型进行三自由度姿态模拟，载机支撑机构、并联多自由度载弹支撑机构共同对载机模型、载弹模型相对位置进行三自由度位置模拟。

所述半臂攻角机构可沿弧形导轨滑动实现攻角变化，弧形导轨设置于半臂攻角机构侧壁，可使半臂攻角机构与风洞试验段相对滑动。

所述双转轴机构包括双转轴安装座、主轴、主轴驱动电机、第一滚动轴承、主旋转轴、第一电位计、尾轴、尾轴安装座、尾轴驱动电机、第二电位计、第二滚动轴承、尾旋转轴、载机支杆，所述双转轴安装座与半臂攻角机构末端相连，所述主轴末端与尾轴安装座连接，尾轴前端与载机支杆连接，主轴驱动电机安装于双转轴安装座内，主轴驱动电机可驱动主旋转轴绕主轴轴线转动，主旋转轴两端设置有第一滚动轴承，第一滚动轴承安装于双转轴安装座内，主旋转轴上设有对主旋转轴角度变化进行实时测量的第一电位计，尾轴驱动电机安装于尾轴安装座内，尾轴驱动电机可驱动尾旋转轴绕其轴线转动，尾旋转轴两端设有第二滚动轴承，第二滚动轴承安装于尾轴安装座内，尾旋转轴上设有对尾旋转轴角度变化进行实时测量的第二电位计。

所述双转轴机构角度随半臂攻角机构变化而变化。

所述主轴驱动电机、尾轴驱动电机、主旋转轴、尾旋转轴均为中空结构。

所述尾轴安装座内设置穿线孔，尾轴驱动电机、第一电位计、第二电位计、载弹测量天平的数据传输线及供电线缆均通过穿线孔于双转轴安装座后端引出。

所述半臂攻角机构的旋转轴线、主轴的旋转轴线、尾轴的旋转轴线相交于一点，与载机模型质心重合。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提供的一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，试验系统采用并联多自由度机构作为载弹的支撑系统，试验中对载弹的位置和变化进行实时模拟，采用多自由载机支撑机构对载机的位置和姿态变化进行实施模拟，实现相似体积飞行器的两体分离运动的同时模拟，该机构适用于高速风洞中相似体积飞行器的两体位姿同时模拟的轨迹捕获试验。

附图说明

图1为发明提供的机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统结构示意图；

图2为发明提供的双转轴机构的载机支撑系统结构示意图；

具体实施方式

一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，采用双转轴支撑机构作为载机的支撑系统，采用并联多自由度机构作为载弹的支撑系统，对载机模型和载弹模型进行三自由度姿态模拟，实现机弹分离过程中，弹与载机的位置及姿态的同时模拟，主要包括风洞试验段、半臂攻角机构、双转轴机构、并联多自由度载弹支撑机构、载机测量天平、载机模型、载弹测量天平、载弹模型，其中：

并联多自由度载弹支撑机构安装于风洞试验段壁面，并联多自由度载弹支撑机构末端连接载弹测量天平，载弹测量天平安装于载弹模型内腔中，安装于试验段壁面的半臂攻角机构通过双转轴机构与载机测量天平连接，载机测量天平安装于载机模型内腔中，通过载机测量天平与载弹测量天平获取力与力矩参数，并解算载机模型、载弹模型的运动模式，根据解算结果控制双转轴机构与并联多自由度载弹支撑机构进行运动，模拟载机模型与载弹模型于机弹分离过程中的位置及姿态变化。

双转轴机构作为载机支撑机构，可对载机模型进行三自由度姿态模拟，并联多自由度载弹支撑机构可对载弹模型进行三自由度姿态模拟，载机支撑机构、并联多自由度载弹支撑机构共同对载机模型、载弹模型相对位置进行三自由度位置模拟；

半臂攻角机构可沿弧形导轨滑动实现攻角变化，弧形导轨设置于半臂攻角机构侧壁，可使半臂攻角机构与风洞试验段相对滑动。

具体的，双转轴机构包括双转轴安装座、主轴、主轴驱动电机、第一滚动轴承、主旋转轴、第一电位计、尾轴、尾轴安装座、尾轴驱动电机、第二电位计、第二滚动轴承、尾旋转轴、载机支杆，所述双转轴安装座与半臂攻角机构末端相连，所述主轴末端与尾轴安装座连接，尾轴前端与载机支杆连接，主轴驱动电机安装于双转轴安装座内，主轴驱动电机可驱动主旋转轴绕主轴轴线转动，主旋转轴两端设置有第一滚动轴承，第一滚动轴承安装于双转轴安装座内，主旋转轴上设有对主旋转轴角度变化进行实时测量的第一电位计，尾轴驱动电机安装于尾轴安装座内，尾轴驱动电机可驱动尾旋转轴绕其轴线转动，尾旋转轴两端设有第二滚动轴承，第二滚动轴承安装于尾轴安装座内，尾旋转轴上设有对尾旋转轴角度变化进行实时测量的第二电位计。

双转轴机构角度随半臂攻角机构变化而变化，主轴驱动电机、尾轴驱动电机、主旋转轴、尾旋转轴均为中空结构，尾轴安装座内设置穿线孔，尾轴驱动电机、第一电位计、第二电位计、载弹测量天平的数据传输线及供电线缆均通过穿线孔于双转轴安装座后端引出，半臂攻角机构的旋转轴线、主轴的旋转轴线、尾轴的旋转轴线相交于一点，与载机模型质心重合。

下面结合具体实施例进行进一步解释：

在本实施例中，如图1、图2所示，具体标记为：

1-风洞试验段，2-半臂攻角机构，3-弧形导轨，4-双转轴机构，5-并联多自由度载弹支撑机构，6-载机测量天平，7-载机模型，8-载弹测量天平，9-载弹模型，10-双转轴安装座，11-主轴驱动电机，12-第一滚动轴承，13-主旋转轴，14-第一电位计，15-尾轴安装座，16-尾轴驱动电机，17-第二电位计，18-第二滚动轴承，19-尾旋转轴，20-载机支杆。

并联多自由度载弹支撑机构安装于风洞试验段壁面，载弹支撑机构末端连接载弹测量天平，载弹测量天平置于载弹模型内腔内，半臂攻角机构安装于试验段壁面，双转轴机构固连于半臂攻角机构作为载机支撑机构，载机支撑机构末端连接载机测量天平，载机测量天平置于载机模型内腔内，利用载机/载弹测量天平测量到力和力矩的结果，分别解算载机和载弹模型的运动模式，分别控制载机支撑机构和载弹支撑机构的运动，同时实现载机和载弹的多自由度位置和姿态的变化，实现机弹分离过程中对机/弹同时分离的模拟试验。

系统采用双转轴支撑机构作为载机的支撑系统，采用并联多自由度机构作为载弹的支撑系统，试验中通过双转轴支撑机构实现对载机模型的三自由度姿态模拟，通过并联多自由度机构实现载弹模型的三自由度姿态模拟，同时通过并联多自由度机构实现载弹与载机相对位置的三自由度位置模拟，完成机弹分离过程中对机/弹同的同时模拟。

半臂攻角机构沿弧形导轨滑动运动实现攻角变化，双转轴安装座与半臂攻角机构末端固连，双转轴机构可随半臂攻角机构作角度变化；双转轴机构主要由主轴和尾轴组成，主轴末端连接尾轴安装座，尾轴前端连接载机支杆，载机前端连接载弹测量天平。

主轴驱动电机安装于双转轴安装座内，主轴驱动电机可驱动主旋转轴绕其轴线转动。主旋转轴两端设有第一滚动轴承，第一滚动轴承安装于双转轴安装座内；主旋转轴上设有第一电位计，可对主旋转轴角度变化进行实时测量，尾轴驱动电机安装于尾轴安装座内，尾轴驱动电机可驱动尾旋转轴绕其轴线转动。尾旋转轴两端设有第二滚动轴承，第二滚动轴承安装于尾轴安装座内。

尾旋转轴上设有第二电位计，可对尾旋转轴角度变化进行实时测量，主/尾轴驱动电机、主/尾旋转轴、均为中空结构，尾轴安装座内设置穿线孔。尾轴驱动电机、第一电位计、第二电位计和载弹测量天平数据传输线及供电线缆均可通过其上中空部分及穿线口于双转轴安装座后端引出。

半臂攻角机构旋转轴线、主轴旋转轴线和尾轴旋转轴线交与同一点，并且该点与载机质心重合，其中轴和尾轴的夹角为θ，如载机需要实现姿态角为：攻角α,侧滑角β，滚转角γ，则半臂攻角机构需要运行角度α₀，主轴需要运行角度为

尾轴需要运行角度为

可通过下面关系式确定：

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，其特征在于：包括风洞试验段、半臂攻角机构、双转轴机构、并联多自由度载弹支撑机构、载机测量天平、载机模型、载弹测量天平、载弹模型，所述并联多自由度载弹支撑机构安装于风洞试验段壁面，并联多自由度载弹支撑机构末端连接载弹测量天平，载弹测量天平安装于载弹模型内腔中，安装于试验段壁面的半臂攻角机构通过双转轴机构与载机测量天平连接，所述载机测量天平安装于载机模型内腔中，通过载机测量天平与载弹测量天平获取力与力矩参数，并解算载机模型、载弹模型的运动模式，根据解算结果控制双转轴机构与并联多自由度载弹支撑机构进行运动，模拟载机模型与载弹模型于机弹分离过程中的位置及姿态变化；

所述双转轴机构作为载机支撑机构，可对载机模型进行三自由度姿态模拟，所述并联多自由度载弹支撑机构可对载弹模型进行三自由度姿态模拟，载机支撑机构、并联多自由度载弹支撑机构共同对载机模型、载弹模型相对位置进行三自由度位置模拟；

所述半臂攻角机构可沿弧形导轨滑动实现攻角变化，弧形导轨设置于半臂攻角机构侧壁，可使半臂攻角机构与风洞试验段相对滑动；

所述双转轴机构包括双转轴安装座、主轴、主轴驱动电机、第一滚动轴承、主旋转轴、第一电位计、尾轴、尾轴安装座、尾轴驱动电机、第二电位计、第二滚动轴承、尾旋转轴、载机支杆，所述双转轴安装座与半臂攻角机构末端相连，所述主轴末端与尾轴安装座连接，尾轴前端与载机支杆连接，主轴驱动电机安装于双转轴安装座内，主轴驱动电机可驱动主旋转轴绕主轴轴线转动，主旋转轴两端设置有第一滚动轴承，第一滚动轴承安装于双转轴安装座内，主旋转轴上设有对主旋转轴角度变化进行实时测量的第一电位计，尾轴驱动电机安装于尾轴安装座内，尾轴驱动电机可驱动尾旋转轴绕其轴线转动，尾旋转轴两端设有第二滚动轴承，第二滚动轴承安装于尾轴安装座内，尾旋转轴上设有对尾旋转轴角度变化进行实时测量的第二电位计；

所述双转轴机构角度随半臂攻角机构变化而变化；

所述主轴驱动电机、尾轴驱动电机、主旋转轴、尾旋转轴均为中空结构；

所述尾轴安装座内设置穿线孔，尾轴驱动电机、第一电位计、第二电位计、载弹测量天平的数据传输线及供电线缆均通过穿线孔于双转轴安装座后端引出；

所述半臂攻角机构的旋转轴线、主轴的旋转轴线、尾轴的旋转轴线相交于一点，与载机模型质心重合。

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